技术领域
[0001] 本
发明涉及一种满足装填需求的乘波概念
滑翔飞行器外形设计方法。
背景技术
[0002] 不同的战略目标、使用模式及发射平台催生了高超声速飞行器
气动布局及飞行方式的创新式多样化发展，高超声速助推滑翔飞行器一直是当前高超声速领域的关注重点。为实现高超声速助推滑翔飞行，飞行器需要具备较大的再入速度、较浅的再入倾
角、较小的再入
质量、较大的高超声速配平
升阻比及配平升
力，并满足配平状态下
俯仰、
偏航、
滚转三个方向的静动态
稳定性，操纵控制方式简单效率高，气动热环境相对较好，防热负担小，内部装填容积及容积利用率较大，各部件几何参数分配合理，质心布置容易实现，易于使用维护等要求。因此，可以将战略滑翔机动飞行器气动问题归结为高超声速升阻比问题、热防护问题、稳定性与
操纵性问题三大高超声速核心问题。
[0003] 从传统的轴对称外形到升力体再到乘波体构型，高超声速滑翔飞行器的设计一直在追求更高的升阻比和更大的气动效益。但对实用型的高超声速飞行器而言，除追求高升阻比下的气动效益还必须兼顾飞行器的容积、容积利用率、侧表面积等总体约束要求，特别是分段装填需求，而飞行器的升阻比与容积利用率通常互为矛盾，锥柱体及升力体有较大的容积利用率但升阻效率相对较低，而乘波体虽然具有最高的气动效率，但也存在很多问题，主要包括以下几个方面：
[0004] 1、尖锐前缘带来巨大防热负担；
[0006] 3、一般设计时不考虑
舵面设计纵横向的操稳匹配困难；
[0007] 4、如果对乘波体飞行器有明确的装填要求和尺寸要求，乘波基本无法实现。
[0008] 因此如何借鉴乘波体的流动特点和高升阻比原理进行实用化处理，是高超声速滑翔飞行器设计必须解决的问题。
发明内容
[0009] 为了克服
现有技术的上述缺点，本发明提出了一种能够满足装填及内外尺寸约束需求的借鉴乘波体的流动特点进行实用化处理的高升阻比滑翔飞行器构型。首先考虑飞行器的防热需求，该飞行器采取
钝化前缘，同时飞行器的迎
风面采用乘波概念设计负责提供升力及升阻比，而背风面则考虑装填提供封闭的外形及内部空间。在背风面设计时主要考虑内部装填约束，采用传统二次曲线技术拟合截面形状，在迎风面设计时，采用二维切楔流场生成标准乘波构型，然后根据尺寸约束进行实用化处理。相较于传统的乘波布局上表面采用自由
流线、容积利用率很小，本发明的飞行器外形背风面设计能够提供很好的装填空间，同时下表面借鉴乘波的流动特点进行了实用化处理，并带有一定的下反角度，既能满足稳定性需求，又能满足高升阻比的需求，同时在非乘波设计状态下也能具备较好的气动特性。
[0010] 本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种满足装填需求的乘波概念滑翔飞行器外形设计方法，包括如下步骤：
[0011] 步骤一、根据机身长度和不同截面处的尺寸约束，确定机身上下轮廓控制线，所述轮廓线为直线段拼接，不同分段处的直线角度为：
[0012]
[0013] 其中，xi表示截面
位置，φi表示截面位置xi处的外径限制；
[0014] 步骤二、计算气流偏转角θ：
[0015]
[0016] 其中，M∞表示
马赫数、β表示激波角，γ表示
比热比；
[0017] 步骤三、计算二维切楔流场压力P2：
[0018]
[0019] 其中，P1表示来流压力；
[0020] 步骤四、按如下公式计算FCT圆弧曲线半径R：
[0021]
[0022] 其中，H为飞行器高度，H1为垂尾高度限制，W为宽度限制；
[0023] 步骤五、根据FCT圆弧曲线半径确定圆弧曲线，然后利用二维切楔流场生成下表面乘波面；
[0024] 步骤六、采用二次曲线生成背风面截面形状；
[0025] 步骤七、根据机身宽度和高度尺寸约束，结合上表面形状，对下表面乘波面进行缩比设计，得到整个机身形状；
[0026] 步骤八、对头部和乘波尖前缘进行半径为15mm的钝化倒圆设计；
[0027] 步骤九、对控制舵面进行匹配设计。
[0028] 与现有技术相比，本发明的积极效果是：
[0029] 背风面设计考虑内外尺寸约束需求采用二次曲线进行拟合设计，避免了传统乘波体采用自由流线方法中容积率过小的问题，使得飞行器更具实用性。
[0030] 迎风面根据二维切楔流场得到的标准乘波前缘进行一定下反角度的尺寸归一化处理得到，既能保留乘波体高升阻比特征，又能满足尺寸约束，同时一定下反角度的设计可以保持下表面的高压气流无法翻越到上面，提升气动效率，并且有利于横向稳定性。
[0031] 本发明的飞行器借鉴了乘波体的流动特点，下表面的设计既具备乘波体高升阻比特征，背风面设计又解决了乘波体布局容积利用率低的问题，同时上下表面的设计又考虑了舵面安置以满足操纵性需求，飞行器既具备优异的气动性能，又具备较好的实用性。
附图说明
[0032] 本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
[0033] 图1为二次曲线方法示意图。
具体实施方式
[0034] 一种满足装填需求的乘波概念滑翔飞行器外形设计方法，包括如下步骤：
[0035] 一、根据设计需要，给定自由巡航马赫数M∞、飞行高度H，垂尾高度H1和机身长度L和宽度W，以及不同截面位置xi处的外径限制φi；
[0036] 二、确定机身上下轮廓控制线。根据机身长度和不同截面处的尺寸约束，确定上下轮廓线，该轮廓线为直线段拼接，不同分段处的直线角度为：
[0037]
[0038] 根据该轮廓约束，可以得到上下表面轮廓线使之既满足约束需求，又满足高升阻比设计需求。
[0039] 三、根据马赫数M∞、激波角β和满足几何约束的前缘曲线设计生成下表面乘波面。已知马赫数M∞、激波角β，根据斜激波关系式可以得到气流偏转角θ：
[0040]
[0041] 其中，比热比γ不考虑真实气体效应，取恒定值。
[0042] 根据飞行高度H，得到来流压力P1。根据斜激波前后压力公式得到二维切楔流场压力分布：
[0043]
[0044] 根据飞行器高度H，垂尾高度限制H1和宽度限制W，得到FCT圆弧曲线半径：
[0045] 进而确定圆弧曲线，然后根据FCT圆弧曲线即可利用二维切楔流场生成下表面。
[0046] 四、根据上表面轮廓控制线和左右宽度控制线，采用二次曲线生成背风面截面形状。直角
坐标系中，二次曲线的一般方程形式如下：
[0047] aX2+bXY+cY2+dX+eY+f＝0
[0048] 采用二次曲线可以快速、方便而且精确地生成截面形状。假设起点A为某飞行器弹身铅垂平面与横截面在背风面的交点，二次曲线的终点B为
水平面与横截面的交点，而C点为过点A及点B的切线的交点，这样，平面ABC内过A、B点的二次曲线形状就将由肩点E的位置控制。如果点D为直线 的中点，并引入二次曲线形状参数ρ，且 则可以通过控制形状参数ρ的取值唯一地确定肩点E的位置，并进而唯一地确定二次曲线AEB的形状。当ρ>0.5时，二次曲线为双曲线；当ρ<0.5时，二次曲线为椭圆；当ρ＝0.5时，二次曲线为抛物线；当ρ＝0.4142且 时，则二次曲线为圆；当ρ接近1时，二次曲线接近于矩形，而当ρ接近0时，二次曲线接近于直线。这样，如果已知某截面的起点A、终点B及希望的切线交点C，通过采用不同的二次曲线形状参数ρ，可以灵活、快速而且精确地构成各种二次曲线，如图1所示。
[0049] 五、根据机身宽度和高度尺寸约束，结合上表面形状，将下表面乘波面进行缩比设计，保留乘波体的外形特点同时使其满足尺寸约束，对于步骤三得到构型的乘波前缘线及左右宽度轮廓控制线，对于左右宽度控制线保持原乘波前缘线形状不变，对于z方向，在每一个x站位处进行如下缩比：
[0050]
[0051] 其中χ为稳定性考虑设计的下表面下反角，Zmin1x为装填约束下下表面控制线在x站位处z方向坐标，Zmaxwx为二维切楔流场生成的乘波下表面前缘线在x站位处宽度最大点(处)的z方向坐标，Zminwx二维切楔流场生成的乘波下表面前缘线在x站位处下表面控制线上(y＝0处)的z方向坐标，Zx为整个x站位处乘波下表面截面上所有的数据点在z方向坐标。
[0052] 六、在机身纵向取不同的x站位值，根据步骤一二三所确定的上表面轮廓线和左右宽度控制线，可以得到每一个x站位值处的高度和左右宽度，根据高度和左右宽度值，采用步骤四中的二次曲线进行拼接，得到上表面的形状，同时根据机身高度和左右宽度值，利用步骤五中的公式进行下表面缩比设计，从而得到整个机身形状；
[0053] 七、考虑防热需求，原始设计的乘波尖前缘在高马赫数下无法承受高热流，因此对得到的原始机身形状采用建模
软件对头部和乘波尖前缘进行半径为15mm的钝化倒圆设计。(15mm是当前高超材料基本能承受热流设计的尺寸极限)；
[0054] 八、为了使飞行器真实飞行中满足稳定性和操纵性需求，需要对控制舵面进行匹配设计，通过调整舵面翼根xr、翼梢xt长度对控制舵面大小进行调整，同时调整质心位置范围，计算每一组舵面尺寸和质心设置下的不同舵偏时所能得到的配平
攻角及舵面效率，得到能够稳定配平在最大升阻比对应攻角范围内的，且操纵面操纵效率满足要求的舵面大小和质心配置值。
[0055] 以下举例说明本发明方法的具体应用：
[0056] 设定飞行条件为：40公里高度，7马赫的巡航马赫数，设定机身长度为4.3米，总宽度限制1.6米，总高度限制1.1米，垂尾高度0.3米，装填为0.63米处外径不小于0.26米，3米处外口径不小于0.56米。
[0057] 一、根据装填尺寸限制，可以得到上表面控制线第一段锥角为11.2°，第二段锥角为10.62°，第三段锥角为0°，根据此可以得到上表面的控制线和下表面控制线。为了保证高升阻比，下表面控制线尽量平缓，因此将约束尺寸中线整体在z方向偏移0.05米，此时上表面第一锥角增大为15.9°，上表面第二锥角保持不变，而下表面控制线为-4.12°度的直线即可满足要求，此时可以得到每一个x站位处对应的上表面控制线和下表面控制线z坐标。
[0058] 二、根据巡航马赫数7和
选定设计激波角12°，可以得到二维切楔及气流偏转角为5.21°，进而根据斜激波关系式可以得到激波后流场流动参数。
[0059] 三、根据高度及宽度限制，可以得到FCT曲线半径为0.8米，曲线为一半圆弧。
[0060] 四、根据FCT曲线可以在二维切楔流场追踪出下表面，得到乘波体下表面在(最大宽度位置y＝0.8m和y＝0m时z方向的坐标，取下反角度为26.5°的设计，此时根据下反角以及下表面控制线利用缩比公式可以得到满足尺寸约束要求的乘波体下表面。
[0061] 五、背风面设计为45°圆弧加直线加二次曲线的拼接，二次曲线的凸起因子为0.2，可以得到每一个站位处的截面曲线，进而生成整个上表面。
[0062] 六、考虑防热需求，将头部和乘波体前缘以15mm的圆弧进行钝化设计。
[0063] 七、考虑操纵需求，在垂尾高度xs＝0.3m限制下，变化翼根和翼梢长度及质心配置，最终优选出的设计垂尾尺寸翼根长度为xr＝0.8m，翼梢长度为xt＝0.26m，可活动部分控制面在
后缘，长度为xs1＝0.25m，质心配置约为0.57，体
襟翼设计为FL＝0.4m。
[0064] 八、采用三维NS方程求解不同攻角下升阻比，得到其升阻比特性。
